[發明專利]基于前饋PID控制的異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制方法有效
| 申請號： | 201510046799.2 | 申請日： | 2015-01-29 |
| 公開（公告）號： | CN104570742B | 公開（公告）日： | 2017-02-22 |
| 發明（設計）人： | 孫延超;李傳江;朱津津;趙文銳;馬廣富;蘇雄飛;姚俊羽 | 申請（專利權）人： | 哈爾濱工業大學 |
| 主分類號： | G05B13/04 | 分類號： | G05B13/04;G05D1/08 |
| 代理公司： | 哈爾濱市松花江專利商標事務所23109 | 代理人： | 楊立超 |
| 地址： | 150001 黑龍*** | 國省代碼： | 黑龍江;23 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關鍵詞： | 基于 pid 控制 交叉 軌道 快速 高精度 相對 指向 方法 | ||
技術領域
本發明涉及一種異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制方法。
背景技術
隨著航天科技的發展，空間技術已在各項領域大規模應用，可以說空間已經作為一種人類賴以生存發展的資源而存在。為了讓衛星有效載荷以一定精度指向特定目標，首先需要根據目標位置計算衛星載荷視線軸指向目標時的期望姿態，然后通過跟蹤期望姿態，使衛星在軌道運動及干擾力矩的作用下，與指令姿態的偏差及相對轉動速度保持在允許范圍內。
《撓性航天器魯棒反步自適應姿態機動及主動振動抑制》研究了撓性航天器姿態機動及主動振動抑制問題，設計了雙回路魯棒控制方法，該控制方法對參數不確定性具有很強的魯棒性，增加撓性結構的阻尼，可以實現撓性航天器的高精度姿態控制和振動抑制。然而，該算法進入穩態較慢，影響系統的快速性。
《變結構控制在撓性航天器姿態快速機動控制中的應用》重點研究了撓性航天器的變結構控制律。分析了最快機動下變結構參數整定方法，該算法具有很強的魯棒性，算法簡單，不依賴模型參數，較PID控制具有較好的動態性能，提高了衛星姿態機動的快速性和精度。但是，該算法過于依賴衛星姿態動力學建模精度，限制了其在實際工程中的應用。
《帶太陽帆板衛星姿態控制方法研究》研究了撓性衛星姿態動力學特性復雜、建模不確定性和實際衛星執行機構力矩輸出受限的問題，設計了基于支持向量機的非精確模型的逆模型控制律。該控制律具有良好的穩態效果和動態品質，有效地減小了撓性模態振動對姿態控制的影響，并對干擾具有一定的抑制能力。但是，該算法的穩定性分析及計算過程都比較復雜，應用仍相對較少，還沒有出現支持向量機與撓性衛星姿態相結合的文獻。
目前幾乎沒有關于異面交叉軌道下衛星的姿態快速、高精度跟蹤指向問題的研究。
發明內容
本發明為了解決現有的控制方法中沒有關于異面交叉軌道下衛星的姿態快速、高精度跟蹤指向的控制方法的問題。
基于前饋PID控制的異面交叉快變軌道快速高精度相對指向控制方法，包括以下步驟：
步驟1：確定期望姿態：
追蹤星與目標星位于異面交叉軌道上，追蹤星需要自主探測目標的位置；為了讓追蹤星的激光發射器或觀察設備始終指向目標星，首先要確定期望姿態，這樣對目標的指向問題便成為姿態跟蹤問題；由于探測范圍有限，只有在追蹤星與目標星距離較近時才能進行激光攻擊或觀測監視，當兩星軌道夾角較大時，只有軌道交叉點附近一小段滿足探測距離要求，這時期望姿態往往變化很快(“快變”的體現)，因此需要對目標的指向跟蹤具有較快的響應速度；又由于對目標星的指向任務往往要求具有一定的精度，因此對指向的精度提出了較高的要求；
假設追蹤星視線軸與本體x軸重合，令期望姿態坐標系的x軸指向目標星，y軸垂直于x軸與追蹤星地心矢量組成的平面，且與軌道角速度反向，z軸和x、y軸組成右手坐標系，如圖1所示；這樣設計的期望姿態坐標系幾乎是質心軌道坐標系繞z軸轉動一定角度得到，以質心軌道坐標系作為姿態參考坐標系，則期望姿態的變化近似為繞z軸旋轉；
在地心慣性坐標系中，期望姿態坐標系各坐標軸單位矢量表示為：
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